在质量方面，也就是从试验结果的情况来看，问题也是比较多的。简单地说，低速纵向试验结果表明，用北京大学和哈尔滨军事工程学院的风洞所测得的全机的升力、力矩特性和资料所给的数字比较接近，但阻力特性由于风洞R数过低，和资料相差较大。用АT-1风洞测得的跨音速纵向特性，和资料所给的图线相差较大，如零升阻力系数相对误差最大达28%，升力线斜率相对误差最大达17%，焦点相对误差最大达6%～8%，占平均气动弦长的2.5%～5%等（参阅图5～图7）。另外，焦点在跨音速段发生反常的变化。对这些试验结果需要进行分析。其所以造成这些现象，原因自然是各方面的。我们估计可能是：①风洞R数不够大；②模型机身附面层和实际飞行不一致；③风洞流场特性不够清楚，在跨音速M=1.05左右不够稳定；④洞壁干扰和修正方法中可能有问题；⑤测力测压和变迎角机构本身有误差；⑥模型上机头和机尾的模拟形式不够好等等。这些问题如不彻底弄清，则АТ-l的利用将是一个障碍。恳切希望研究单位能较早作出判断。
为了加快试验工作，我们还希望在今后一年内固定下列六个风洞主要作摸透62式飞机的试验：东北地区的АТ-1，军事工程学院6号高速风洞（先加快其建设），×院HK-2跨音速风洞（部分用），北京大学低速风洞，军事工程学院1、2号低速风洞。这些风洞要经过校正，有些风洞要经过检修。天秤的设计和制造要及早安排。
6.试飞
除了风洞试验以外，有一些气动力研究工作必须由试飞来完成。在摸透62式机的工作中，试飞除验证样机、散装件装成的飞机和仿制飞机的性能外，还可以起下列两方面作用：
①考察飞机的飞行品质，如升限附近和接近大M数时的安定性操纵性等。这些考察可以配合气动力摸透工作解释一些现象，澄清一些问题。由于目前条件限制，这一部分试飞拟先请××航校在训练过程中作感觉性的观察。
②测取原文资料中缺乏的数据，为摸透62式机专题研究提供条件，如在试飞中测量尾面载荷、飞机安定性导数、发动机区温度分布等等。我们想，这部分工作由于准备周期长，飞行员掌握技术和试飞仪器准备都需要有一定的时间，所以应该提早提到日程上来考虑。我们希望，八所能先和112厂，和××航校合作进行试飞。目前，希望用米格17、米格19等先作尾面载荷等试验，既可锻炼技术，又可为飞机设计积累载荷资料。
我们希望进行的试飞项目，包括为自行设计作的一些准备工作详见附录2，请八所指正。
三、结构设计与强度计算
1.新结构、新工艺与新材料
62式机采用了一些过去米格型机种上没有用过的新结构和新工艺，将来在生产中都可能成为关键技术问题，对此应予以足够的重视。
几个月来，我们在学习图纸资料的同时，对62式机的一些新结构的特点与要求，设计程序与方法作了初步研究，就飞机结构特点和襟翼、进气口、主起落架转轮机构等的构造特点写出了初步分析报告〔20、21、22、23〕。
从新结构的分析看出，62式机的机体关键结构工艺问题有：整体壁板加工、机头罩成形、机翼油箱密封、非金属夹层结构加工与检验、化学腐蚀加工等等。对于所有这些问题，九所已妥善安排了解决措施。我们将努力向九所学习，并配合进行工作，如机翼油箱的塗胶和密封问题，我们正和九所协同进行研究。
62式机结构中有较多的大型锻铸件，而过去习用的一些焊接和铆接组合件数量则相对减少。有些锻件较大，超出国内现有设备的加工能力。为了将来成批生产，也可以考虑从更改结构设计来解决，但牵动面很大，困难较多，也会较多地影响飞机性能，因此最好还是从设备及工艺方面着手解决。62式机还采用了一些规格较宽的板材和带材，超出了国家现有滚轧设备的规格。我们初步研究，部分零件有可能用较窄的同牌号材料连接起来代替，但要逐个按零件研究后解决。
62式机采用了一些新的金属材料，包括Д20硬铝、ЭИ643高强度钢、钛合金和ЭИ703耐热钢材，但用量都很少，只限于个别零件，比较不难解决；非金属材料的新品种比较多，其中机翼油箱底胶和密封胶、夹层结构的胶液及座舱玻璃等项目较为关键。
在结构、工艺、材料方面，我们今后摸透计划是一方面参加生产，配合解决提出的技术问题；另一方面继续深入学习图纸和工艺资料，结合到工厂部队实习，熟悉工艺过程，了解新材料使用特点，为自行设计打下基础。
2.强度规范与载荷
为摸透62式飞机的结构强度情况，必须首先弄清它有哪些设计情况。其所受载荷如何，是根据什么规范来设计的。为此，我们用“飞机强度设计指南”（以下简称“指南”）查对了62式原文资料的设计情况。我们看到，在机翼、尾翼、机身、起落架及发动机安装等部分的设计情况和“指南”中有关规定是一致的，只在个别问题上存在差别〔15、25〕。例如，垂尾特技情况的安全系数计算中取1.5，而“指南”规定为2.0。我们又按照“指南”的规定计算了62式机机翼和尾翼的主要设计载荷结果证明：“指南”的规定和62式计算中采用的基本符合，但也有不一致的地方，如大迎角飞行情况的升力展向分布，理论计算“指南”给定的方法和62式计算报告中使用的数据有较大的差别，需要通过风洞试验来验证；尾面载荷和“指南”规定也不一致，需要通过飞行试验解决。
总之，可以认为“指南”中各部分的有关规定基本适用于62式机的设计工作。但是，也必须看到，完全依靠“指南”是不够的，还必须根据飞机的具体情况作适当的修改补充。例如，在62式计算报告中，就增加了：水平翼面操纵系统助力器以后拉杆一边不受力，只有一边工作的情况；座舱盖和座椅作为一体弹射时考虑气动力载荷，并计算它们离开飞机后自由飞行的情况等等。这类问题还很多，不一一列举〔25〕。
强度规范（或强度设计指南）是飞机设计的主要依据。航空发达国家都有自己的规范，有专门机构负责研究，经常修改，适应飞机发展的需要。我们在借用外国规范时，必须注意正确理解、适当运用。误解会造成一些不合理的现象。以尾翼设计为例，米格19和62式尾翼每平方米结构重21～23公斤，但我们过去自行设计时尾面重量大大超过了这个数值，就是由于我们机械搬用外国规范，选用了过大的载荷。
我们希望，为了摸透62式机强度计算和为自行设计作准备，需要及早开展强度规范的研究工作。这是一项长期的复杂的工作，需要使用部门与有关设计研究部门协作进行，而62式飞机强度计算报告中已发现的许多问题正是一个很好的研究起点。我们设想，通过这些问题的研究，可以逐步积累经验，了解制订规范的方法和程序，从而逐步建立我国自己的规范。
3.强度计算
62式飞机有较齐全的强度计算报告，共6672页。但是，由于飞机型别和批次变化很多，所以这些报告中不乏和图纸、载荷资料不协调之处与自相矛盾之处。为了配合仿造生产中解决有关强度问题的需要，我们自今年起拟用一年半的时间校核全部原文强度计算报告，加以协调，更改错误，并增加部分需要补算的项目。今年上半年我们基本上按计划完成了约全部工作量的30%。
为校核计算需要，同时也为自行设计作准备，我们也进行了一些强度计算方法的研究，主要有下列几个方面：
三角机翼的应力分析是一个复杂的多次静不定计算课题。62式机强度计算报告中采取了简化计算方法〔25〕，结果是不够精确的，和静力试验结果也并不一致。另外，这个计算只能得出应力，不能得出颤振计算所需要的机翼柔度影响系数。因此，还需做补充计算。
从1960年起，我们在113号机的机翼计算上先后采用了位移法和矩阵力法进行计算，得到了科学院计算技术研究所的协作和有关院校教授的指导。到目前为止，已完成了位移计算〔26〕和力法的初步结果〔27〕，但相互间不一致。由于113号机的机翼试验件没有做成，不能用试验方法验证，因此，我们准备将上述两种方法应用于62式机的机翼，求出较精确的应力分布和刚度影响系数，这样就可对位移法和力法的精确度和适用性作出评价。
以上两种大型计算方法，需要有基本上定型的图纸，计算周期比较长。因此，我们还希望院校或强度研究部门进行三角形机翼强度和刚度计算的研究，提供简易的工程计算方法，以便用于飞机设计过程中的简化计算。
除三角机翼应力分析外，我们还对机身加强框的计算方法作了一些探讨〔28〕；也对锥壳（进气道调节锥体）和座舱盖的应力分析作了部分研究工作〔29〕，希望能为62式强度计算中较为粗糙的计算方法作补充。
4.气动力加热对结构的影响
62式机资料中没有气动力加热问题的叙述。在强度计算报告中，除个别零件外也没有进行温度影响的计算。为了探讨，我们进行了一些近似计算和初步分析〔24〕，略如下述：
飞机在以最大M数作长期等速平飞时，其表面温度达到最大值。高温使材料性能降低，这是在设计中必须考虑的问题。对于62式机，最高温度情况是在12.3公里以上高空作长期M=2的飞行，其时蒙皮平衡温度约在95～115℃的范围内（依部位而异，详见参考文件24）。这样的温度对飞机主要蒙皮材料Д16和В95铝合金的极限强度和弹性模数影响很小，使之降低仅百分之几。因此，在机身、机翼和尾翼的强度计算中，都没有将材料的极限应力和弹性模数值因温度而有所降低。可以认为，Д16和В95两种材料使用在音速两倍的飞机结构上是可以的。但是，在非金属材料方面，62式机则使用了不少新的耐温材料*。可以预见，当飞行速度再稍为提高时，现有的大部分非金属材料的耐温问题将更为突出，成为飞机设计中必须先行着手研究的问题。
气动力加热的另一种影响是在结构中产生热应力，这是由于在加热过程中，瞬时温度分布不均匀，结构剖面上有温差（温度梯度），材料膨胀不均而引起的。因此，为求最严重的热应力，必先研究飞机飞行过程，求出在最短时间内可能发生最大表面温度变化的一些飞机情况，作为热应力的设计情况。
将上述原则用于62式机，我们推导了两种极限俯冲状态，作为热应力计算的假设情况**，其气动力加热最大热流量接近20000千卡/平方米小时，相当于23瓦/平方米。以这两种极限情况为例，我们计算了62式机的热应力，在座舱CT-1玻璃上，内外壁最大温差为60℃，由而产生的热应力为：内表面拉力132公斤/厘米2，外表面压力47公斤/厘米2；在B95材料的机翼前梁上，缘条表面和腹板中线的最大温差为22.5℃，热应力为：缘条受压78公斤/厘米2，腹板受拉265公斤/厘米2。其它机身机翼的蒙皮长桁结构的热应力较之为小。
由上述结果可以看出，热应力都不大，与材料的许用应力相比较，除玻璃约占20%外，其余都只占百分之几。这使我们回想到曾经有苏联专家说过：对M=2的歼击机。可以不计算热应力，仍按常温设计，但保证剩余强度1.1。我们从62式飞机计算报告中，统计了机身和机翼的切面计算，其翼梁和隔框计算的剩余强度绝大部分都在1.1或1.2以上，可以在稍热的影响下仍保证安全。
总之，作为音速两倍的62式歼击机，气动力热对结构的影响，包括材料性能的衰减和热应力，无疑是存在的，但量级是小的，可以在强度计算时，保留适当的剩余强度来保证。
在今后自行设计超音速飞机时，热问题的处理，仍应采取严格的步骤，结合具体机型，进行必要的分析与计算，以保证安全。有关热的试验工作，也需要适当开展，使研究落实于可靠基础上。关于热应力计算情况的选定，是一个重要的问题，在研究编订强度规范时，应包括这方面的内容。
5.结构试验
为了检查生产工艺质量，62式机资料中规定了七项定期的结构静、动力试验（详见附录3），其中全机频率试验、油箱振动试验等还没有资料；机体重复载荷试验含义不明，也无资料。这些都是应摸清的关键。我们拟和兄弟所一起协助112厂补充这些生产中必需的资料。
除定期性试验外，为了摸透62式机，我们还拟做部件柔度影响系数试验和其它一些静动力模型试验。此外，米格型飞机前轮减摆器拨杆经常在使用中损坏，估计62式机也可能有同样问题，故拟先用米格19前起落架在西北工业大学作摆振试验。以上试验也（详见附录3）。
常温结构试验由于大部分过去在生产工厂和航空院校做过，比较有经验，设备也较齐全，所以条件比风洞试验和系统试验好些。但是，有些试验如频率试验基础较差，也有些试验技术和如电测应变等尚未完全掌握，仍需及早妥为准备。
四、系统设计
1.液压系统
62式机的液压系统采用了210大气压的压力，比过去米格系统习用的135大气压提高了一级。高压系统的主要优点是重量轻*，占空间小，后者对超音速歼击机机体空间很挤的处境特别有利。